Способ ориентации космического аппарата с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса и система для его осуществления

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Система ориентации КА с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса (БОГК) содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), блок гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС), программный модуль управления (ПМУ), одиннадцать сумматоров, три модуля усиления (МУ), пять интеграторов, четыре модуля компенсации взаимовлияния каналов (МКВК), косинусный преобразователь (КП), синусный преобразователь (СП), два ключа. В установившемся режиме ориентации измеряют разности сигналов ПОЗ и выходных сигналов БОГК в каналах крена и тангажа, корректируют показания БИУС в каналах крена и курса, тангажа, поворачивают КА по курсу на девяносто градусов с замещением канала гирокомпасирования крена на канал гирокомпасирования тангажа, продолжают ориентированный орбитальный полет, вводят в сигнал коррекции в канале тангажа сигнал автокомпенсации ошибок ПОЗ по тангажу, вычисляют сигнал коррекции БОГК в канале тангажа, дожидаются завершения переходных процессов в контуре ориентации, запоминают накопленное значение сигнала автокомпенсации в канале тангажа и отключают его накопление, выполняют обратный поворот КА по курсу, производят обратное замещение каналов крена и тангажа БОГК, вводят в канал коррекции БОГК по тангажу значение сигнала автокомпенсации в качестве поправки на детерминированную ошибку ориентации БОГК в канале тангажа, вычисляют сигнал коррекции в канале тангажа, вводят в разностный сигнал для каналов крена и курса сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПОЗ по крену, вычисляют новый сигнал коррекции БОГК в каналах крена и курса. Изобретение позволяет компенсировать ошибки ориентации КА относительно орбитальной системы координат. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области ориентации космических аппаратов (КА), а точнее к способу и устройству систем ориентации (СО) КА с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса (БОГК).

Аналогом может служить техническое решение, изложенное в статье авторов А. Брайсона и В. Кортюма «Вычисление местного углового положения орбитального космического аппарата». Труды III Международного симпозиума ИФАК по автоматическому управлению в мирном использовании космического пространства. Управление в космосе, т. 2, с. 83-105, Москва, «Наука», 1972 г. Авторы рассматривают способ компенсации ошибок прибора ориентации по Земле (ПОЗ) и дрейфа гироскопов с использованием методов оптимальной фильтрации. Главный недостаток способа - принципиально исключена возможность компенсации влияния детерминированной ошибки ПОЗ в канале тангажа на точность ориентации КА по тангажу, а также необоснованное представления ошибок датчиков ориентации в виде белого шума, что ограничивает практическое применение способа для компенсации влияния ошибок ПОЗ на точность ориентации КА в каналах ориентации.

Известен также способ ориентации КА с применением БОГК, в котором решается задача компенсации ошибок ПОЗ на точность ориентации в канале курса. В данной системе в сигнал коррекции БИУС по курсу параллельно основному сигналу коррекции подмешивается проинтегрированный разностный сигнал ПОЗ по крену и выхода БОГК по крену. В результате добиваются компенсации влияния детерминированной ошибки ПОЗ по крену на точность ориентации КА по курсу, в то время как точность ориентации в канале крена, наоборот, ухудшается. Существенным недостатком способа является отсутствие компенсации влияния детерминированных ошибок ПОЗ по тангажу на точность ориентации КА по тангажу.

Наиболее близким аналогом является техническое решение, защищенное патентом РФ №2509690, в котором реализован способ ориентации КА с использованием БОГК, заключающийся в том, что в установившемся режиме ориентации измеряют разности сигналов прибора ориентации по Земле (ПОЗ) и выходного сигнала ОГК в каналах крена - εγ и тангажа - εϑ соответственно, которыми корректируют показания блока гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС) в каналах крена и курса - сигналом коррекции εγ, а в канале тангажа - сигналом εϑ. Данное техническое решение не позволяет компенсировать всю группу ошибок БОГК, а именно - исключить влияние ошибки ПОЗ в канале тангажа на точность ориентации КА по тангажу и исключить влияние ошибки ПОЗ по крену на точность ориентации КА по крену и курсу.

Целью предлагаемого решения является устранение указанных недостатков, т.е. создание способа и системы ориентации КА с использование БОГК, позволяющих автокомпенсировать ошибки ориентации КА относительно орбитальной системы координат (ОСК) в каналах курса, крена и тангажа, вызванные детерминированными ошибками ПОЗ по крену и тангажу, включая ошибки установки ПОЗ на КА относительно связанных осей.

Отличие заключается в том, что по сравнению с известным способом ориентации выполняют ряд других операций, позволяющих добиться поставленной цели. Для этого поворачивают КА по курсу на девяносто градусов с замещением канала гирокомпасирования крена на канал гирокомпасирования тангажа, а канал гирокомпасирования тангажа - на канал гирокомпасирования крена, продолжают ориентированный орбитальный полет в повернутом по курсу на девяносто градусов положении КА, вводят в разностный сигнал в канале тангажа εϑ сигнал автокомпенсации ошибок ПОЗ по тангажу µϑ, при этом новый сигнал коррекции БОГК в канале тангажа uϑ вычисляют по формуле

где uϑ - новый сигнал коррекции БОГК в канале тангажа;

εϑ - старый сигнал коррекции БОГК в канале тангажа;

µϑ - сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПОЗ, включая ошибку установки ПОЗ относительно связанных осей КА по тангажу;

ϑпоз - сигнал ПОЗ по тангажу;

Δϑ - выходной сигнал БОГК по тангажу;

а - коэффициент интегрирования - автокомпенсации,

дожидаются завершения переходных процессов в контуре ориентации, запоминают накопленное значение сигнала автокомпенсации в канале тангажа μ ϑ = μ ϑ 0 и отключают его накопление, выполняют обратный поворот КА по курсу и производят таким образом обратное замещение каналов крена и тангажа БОГК и вводят в канал коррекции БОГК по тангажу запомненное значение сигнала автокомпенсации μ ϑ = μ ϑ O в качестве поправки на детерминированную ошибку ориентации БОГК в канале тангажа, при этом сигнал коррекции в канале тангажа вычисляют по формуле

а для каналов крена и курса вводят в сигнал коррекции εγ сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПОЗ по крену µγ, при этом новый сигнал коррекции БОГК в каналах крена и курса uγ вычисляют по формуле

где uγ - новый сигнал коррекции БОГК;

εγ - старый сигнал коррекции БОГК;

µγ - сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПОЗ, включая ошибку установки ПОЗ относительно связанных осей КА по крену;

γпоз - сигнал ПОЗ по крену;

Δγ - выходной сигнал БОГК по крену;

b - коэффициент интегрирования - автокомпенсации.

Для реализации приведенного выше способа предлагается система ориентации КА с использованием БОГК, содержащая в канале крена последовательно соединенные ПОЗ, первый сумматор, первый модуль усиления (МУ), второй сумматор, третий сумматор, первый интегратор, выход которого является входом в систему стабилизации КА по крену, содержащая в канале тангажа последовательно соединенные ПОЗ, четвертый сумматор, второй МУ, пятый и шестой сумматоры и второй интегратор, выход которого является входом в систему стабилизации КА по тангажу, содержащая в канале курса косинусный (КП) и синусный (СП) преобразователи и последовательно соединенные седьмой сумматор, третий МУ, восьмой и девятый сумматоры, третий интегратор, выход которого является входом в систему стабилизации КА по курсу, при этом входы КП и СП подключены к выходам первого и четвертого сумматоров соответственно, а выходы - соответственно к первому и второму входам седьмого сумматора, содержащая также блок гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС), программный модуль управления (ПМУ), а также первый, второй, третий и четвертый модули компенсации взаимовлияний каналов (МКВК) ориентации БОГК, при этом вторые входы второго, восьмого и пятого сумматоров подключены соответственно к выходам БИУС по каналам крена, курса и тангажа, выход первого интегратора подключен одновременно ко второму входу первого сумматора и к первому входу первого МКВК, выход которого соединен со вторым входом девятого сумматора, выход второго интегратора подключен одновременно ко второму входу четвертого сумматора и первому входу второго МКВК, выход которого соединен с третьим входом девятого сумматора, а выход третьего интегратора подключен одновременно к первым входам третьего и четвертого МКВК, выходы которых соединены со вторыми входами соответственно третьего и шестого сумматоров, при этом первый, второй и третий выходы ПМУ подключены соответственно к третьим входам второго, восьмого и пятого сумматоров, а четвертый выход ПМУ подключен одновременно ко вторым входам КП, СП и вторым входам первого второго, третьего и четвертого МКВК.

Предложение отличается тем, что в систему ориентации введены первый и второй ключи, четвертый и пятый интеграторы и в цепи первого и четвертого сумматоров введены десятый и одиннадцатый сумматоры соответственно, при этом выход десятого сумматора подключен одновременно к входу первого МУ, первому входу КС и первому ключу, выход одиннадцатого сумматора подключен одновременно к входу третьего МУ, первому входу СП и второму ключу, при этом выходы первого и второго ключей подключены к входам четвертого и пятого интеграторов соответственно, выходы которых подключены соответственно ко вторым входам десятого и одиннадцатого сумматоров.

Применение предлагаемого способа ориентации КА и соответствующей ему системы ориентации позволяют добиться полного исключения влияния детерминированных ошибок ПОЗ на точность ориентации КА во всех трех каналах ориентации КА - в каналах крена, курса и тангажа.

Покажем это на примере.

На фиг. 1 показано:

1 - прибор ориентации по Земле (ПОЗ);

2 - блок гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС);

3 - программный модуль управления (ПМУ);

4-14 - сумматоры;

15-17 - модули усиления;

18-22 - интеграторы;

23-26 - модули компенсации взаимовлияния каналов;

27-28 - косинусный и синусный преобразователи соответственно;

29, 30 - первый и второй ключи и соответствующие им команды К, К и К90З, К90Р на их замыкание и размыкание;

m1, m2 - вход и выход первого ключа соответственно;

n1, n2 - вход и выход второго ключа соответственно;

γпоз, ϑпоз - выходные сигналы ПОЗ по крену и тангажу;

ωX, ωY, ωZ - выходные сигналы БИУС по крену, курсу и тангажу;

Δγ, Δ γ ˙ , ΔΨ, Δ Ψ ˙ , Δϑ, Δ ϑ ˙ - выходные сигналы БОГК по углу и угловой скорости соответственно по крену, курсу и тангажу;

Ω - орбитальная угловая скорость КА;

ΨП - программный угол поворота КА по курсу относительно ОСК.

На фиг. 2 показаны:

- ошибки КА по тангажу ϑ, крену γ и курсу Ψ (сверху вниз) и программный угол поворота KA - ΨП относительно ОСК (все углы в градусной мере);

- участок А - начальное состояние КА и соответствующее ему положение БОГК в установившемся режиме для γПОЗ=0,25° и ϑПОЗ=0,2° (для стабилизации КА использовались маховые исполнительные органы);

- участок В - программный поворот КА на 90° (ΨП=90°);

- участок С - автокомпенсация в канале тангажа;

- участок D - обратный поворот КА на - 90° (ΨП=0);

- участок E - автокомпенсация в канале крена;

- участок F - полет КА с полностью скомпенсированными ошибками БОГК (КА) в каналах тангажа, крена и курса.

В исходном состоянии в соответствии с фиг. 1 линеаризованные уравнения системы ориентации имеют вид

где

ΨKΑ/OCK - положение связанных осей KA относительно ОСК по курсу;

α, β, θ - положение (ошибки) приборных осей БОГК относительно ОСК соответственно в каналах курса, крена и тангажа;

Ψ, γ, ϑ - положение (ошибки) ориентации связанных осей КА относительно приборных осей БОГК соответственно по курсу, крену и танагажу;

ΔγΠОЗ, ΔϑПОЗ - детерминированные ошибки ПОЗ в каналах крена и тангажа, включая ошибки установки ПОЗ относительно связанных осей КА;

K1, K2, K3 - коэффициенты усиления МУ.

После завершения в системе переходных процессов (установившейся режим ориентации) - α ˙ , β ˙ , θ ˙ = 0 (при ΨП=0) ошибки ориентации КА относительно ОСК по курсу, крену и тангажу будут соответственно равны

Положим ошибки ПОЗ равными ΔγПОЗ=ΔϑПОЗ=30 угл. мин, коэффициенты модулей усиления к 1 = 0,01 1 с , к 2 = к 3 = 0,02 1 с , тогда ошибки ориентации КА будут равны

Целью изобретения является полная компенсация указанных выше ошибок ориентации.

Согласно предлагаемому способу выполняют следующие операции:

1. Поворачивают КА по курсу на девяносто градусов (в положительную или отрицательную сторону, фиг. 2, участок В). С этой целью из ПМУ задают сигналы на программный поворот КА: Ω·cosΨП - на сумматор 10, Ω·sinΨП - на сумматор 6 и Ψ ˙ П - на сумматор 8. Одновременно вводят данные по текущему состоянию Ψп на МКВК 23-26 и СП и КП 27, 28. Знак поворота не имеет значения, для определенности формульные зависимости даны для ΨП>0°.

По достижении программного поворота ΨП=90° происходит замещение каналов гирокомпасирования: канал крена БОГК замещается на канал тангажа, а канал тангажа - на канал крена, точное замещение происходит автоматически в точке ΨП=90°, при этом уравнения движения БОГК примут вид для ΨП=90° (фиг. 2, участок В)

В процессе движения KA летит боком вперед, канал «бывшего» крена для такого устойчивого положения ориентации становится по отношению к ОСК тангажом, а канал тангажа - креном.

2. Продолжают ориентированный орбитальный полет в повернутом по курсу на девяносто градусов положении КА (фиг. 2, участок С).

3. Вводят в сигнал коррекции в канале тангажа εϑ сигнал автокомпенсации ошибок ПМВ по тангажу µϑ. Для этого с ПМУ подается команда К90З на замыкание ключа 29, при этом новый сигнал коррекции БОГК в канале тангажа uϑ вычисляют по формуле (фиг. 2, участок С, завершение автокомпенсации ~ на 25000 с)

где uϑ - новый сигнал коррекции БОГК в канале тангажа;

εϑ - старый сигнал коррекции БОГК в канале тангажа;

µϑ - сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПОЗ, включая ошибку установки ПОЗ относительно связанных осей КА по тангажу;

а - коэффициент интегрирования - автокомпенсации.

4. Дожидаются установившегося режима ориентации - завершения переходного процесса в контуре БОГК (фиг. 2, участок С, время t~25000 с).

5. Запоминают накопленное значение сигнала автокомпенсации в канале тангажа μ ϑ = μ ϑ 0 и отключают его накопление (фиг. 2, участок С, время t>25000 с), для этого выдается команда К90Р, в результате чего ключ 29 размыкается, накопление поправки прекращается, а на выходе интегратора 22 запоминается последнее значение накопленной поправки μ ϑ = μ ϑ 0 .

6. Выполняют обратный поворот КА по курсу (фиг. 2, участок D) для Ψn=0° аналогично п. 1. КА поворачивается в исходное положение, при этом автоматически происходит обратное замещение каналов крена и тангажа БОГК, каналы ориентации занимают исходное положение.

7. Вводят в канал коррекции БОГК по тангажу запомненное значение сигнала автокомпенсации μ ϑ = μ ϑ O в качестве поправки на детерминированную ошибку ориентации БОГК в канале тангажа, при этом сигнал коррекции в канале тангажа вычисляют по формуле

8. Для каналов крена и курса (фиг. 2, участок Е) вводят в сигнал коррекции εγ сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПМВ по крену µγ. Для этого замыкают ключ 30 по команде К из ПМУ, при этом новый сигнал коррекции БОГК в каналах крена и курса uγ вычисляют по формуле

где uγ - новый сигнал коррекции БОГК;

εγ - старый сигнал коррекции БОГК;

µγ - сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПОЗ, включая ошибку установки ПОЗ относительно связанных осей КА по крену;

γпоз - сигнал ПОЗ по крену;

Δγ - выходной сигнал БОГК по крену;

b - коэффициент интегрирования - автокомпенсации.

9. После завершения переходных процессов в контуре ориентации ошибки КА в каналах крена и курса полностью скомпенсированы (фиг. 2, участок F). В дальнейшем ключ 30 может быть разомкнут по команде К или оставаться замкнутым (что не оговаривается особо в предлагаемом изобретении). В обоих случаях происходит автоматическая компенсация детерминированных ошибок ПОЗ.

Таким образом, использование предложенного технического решения позволяет полностью автокомпенсировать ошибки ориентации КА относительно ОСК во всех трех каналах ориентации - курса, крена и тангажа, вызванные детерминированными ошибками ПОЗ по крену и тангажу, включая ошибки установки ПОЗ на КА относительно связанных осей.

1. Способ ориентации космического аппарата (КА) с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса (БОГК), заключающийся в том, что в установившемся режиме ориентации измеряют разности сигналов прибора ориентации по Земле (ПОЗ) и выходных сигналов БОГК в каналах крена εγ и тангажа εϑ соответственно, которыми корректируют показания блока гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС) в каналах крена и курса - сигналом коррекции εγ, а в канале тангажа - сигналом εϑ, отличающийся тем, что поворачивают КА по курсу на девяносто градусов с замещением канала гирокомпасирования крена на канал гирокомпасирования тангажа, а канал гирокомпасирования тангажа - на канал гирокомпасирования крена, продолжают ориентированный орбитальный полет в повернутом по курсу на девяносто градусов положении КА, вводят в сигнал коррекции в канале тангажа сигнал автокомпенсации ошибок ПОЗ по тангажу µϑ, при этом новый сигнал коррекции БОГК в канале тангажа uϑ вычисляют по формуле
uϑϑϑ;
εϑпоз-Δϑ;

где εϑ - старый сигнал коррекции БОГК в канале тангажа;
uϑ - новый сигнал коррекции БОГК в канале тангажа;
µϑ - сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПОЗ, включая ошибку установки ПОЗ относительно связанных осей КА по тангажу;
ϑпоз - сигнал ПОЗ по тангажу;
Δϑ - выходной сигнал БОГК по тангажу;
а - коэффициент интегрирования - автокомпенсации,
дожидаются завершения переходных процессов в контуре ориентации, запоминают накопленное значение сигнала автокомпенсации в канале тангажа и отключают его накопление, выполняют обратный поворот КА по курсу и производят обратное замещение каналов крена и тангажа БОГК и вводят в канал коррекции БОГК по тангажу запомненное значение сигнала автокомпенсации в качестве поправки на детерминированную ошибку ориентации БОГК в канале тангажа, при этом сигнал коррекции в канале тангажа вычисляют по формуле

а для каналов крена и курса вводят в разностный сигнал εγ сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПОЗ по крену µγ, при этом новый сигнал коррекции БОГК в каналах крена и курса uγ вычисляют по формуле
uγγγ;
εγпоз-Δγ;

где εγ - старый сигнал коррекции БОГК;
uγ - новый сигнал коррекции БОГК;
µγ - сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПОЗ, включая ошибку установки ПОЗ относительно связанных осей КА по крену;
γпоз - сигнал ПОЗ по крену;
Δγ - выходной сигнал БОГК по крену;
b - коэффициент интегрирования - автокомпенсации.

2. Система ориентации КА с использованием БОГК для реализации способа по п. 1, содержащая в канале крена последовательно соединенные ПОЗ, первый сумматор, первый модуль усиления (МУ), второй сумматор, третий сумматор, первый интегратор, выход которого является входом в систему стабилизации КА по крену, содержащая в канале тангажа последовательно соединенные ПОЗ, четвертый сумматор, второй МУ, пятый и шестой сумматоры и второй интегратор, выход которого является входом в систему стабилизации КА по тангажу, содержащая в канале курса косинусный (КП) и синусный (СП) преобразователи и последовательно соединенные седьмой сумматор, третий МУ, восьмой и девятый сумматоры, третий интегратор, выход которого является входом в систему стабилизации КА по курсу, при этом входы КП и СП подключены к выходам первого и четвертого сумматоров соответственно, а выходы - соответственно к первому и второму входам седьмого сумматора, содержащая также блок измерителей угловых скоростей (БИУС), программный модуль управления (ПМУ), а также первый, второй, третий и четвертый модули компенсации взаимовлияний каналов (МКВК) ориентации БОГК, при этом вторые входы второго, восьмого и пятого сумматоров подключены соответственно к выходам БИУС по каналам крена, курса и тангажа, выход первого интегратора подключен к первому входу первого МКВК, выход которого соединен со вторым входом девятого сумматора, выход второго интегратора подключен к первому входу второго МКВК, выход которого соединен с третьим входом девятого сумматора, выход третьего интегратора подключен одновременно к первым входам третьего и четвертого МКВК, выходы которых соединены со вторыми входами соответственно третьего и шестого сумматоров, при этом первый, второй и третий выходы ПМУ подключены соответственно к третьим входам второго, восьмого и пятого сумматоров, а четвертый - ко вторым входам КП, СП, первого, второго, третьего и четвертого МКВК, отличающаяся тем, что в нее введены первый и второй ключи, четвертый и пятый интеграторы и в цепи первого и четвертого сумматоров введены десятый и одиннадцатый сумматоры соответственно, при этом выход десятого сумматора подключен одновременно к входу первого МУ, первому входу КС и первому ключу, выход одиннадцатого сумматора подключен одновременно к входу третьего МУ, первому входу СП и второму ключу, а выходы первого и второго ключей подключены к входам четвертого и пятого интеграторов соответственно, выходы которых подключены соответственно ко вторым входам десятого и одиннадцатого сумматоров.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению ориентацией навигационных спутников с антеннами и солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию электрической оси антенны (первой оси спутника) на Землю и ориентацию панелей СБ на Солнце.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стабилизации космических аппаратов (КА). Система стабилизации КА содержит двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, ракетный двигатель, каналы управления по тангажу и рысканию с датчиками угла, отклонения линейных ускорений и скорости, отклонения угловых ускорений и скорости, суммирующий усилитель, рулевые машинки, интегрирующие устройства, два логических блока, клапаны, двигатели малой тяги.

Изобретение относится к управлению движением космического объекта (КО), например пилотируемого КО, после его отделения от другого КО, например ракеты-носителя (РН).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космического аппарата (КА). Устройство для ориентации КА по углу крена содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, пять интеграторов, три нормально разомкнутых переключателя, шесть нормально замкнутых переключателей, четыре блока памяти, модель основного контура ориентации, двигатель-маховик, КА, два блока чистого запаздывания, астродатчик, основной контур ориентации.

Группа изобретений относится к методам и средствам ориентации космических аппаратов (КА). Способ предусматривает увеличение периода расчета и смены управляющих сигналов на исполнительные органы (ИО) КА.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Устройство ориентации КА по углу крена содержит десять сумматоров, четыре усилителя, четыре интегратора, модель двигателя-маховика, двигатель-маховик, два блока памяти, нормально-разомкнутый переключатель, три нормально-замкнутых переключателя, астродатчик, основной контур ориентации (ОКО), КА, модель ОКО.

Изобретение относится к управлению движением связанных тросом космических объектов. Способ включает расстыковку указанных объектов с сообщением спускаемому аппарату (СА) начальной скорости расхождения против вектора орбитальной скорости.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к двигательным установкам космических аппаратов и разгонных блоков. Модульная двигательная установка малой тяги содержит силовые рамы с закрепленными на них сферическими топливными баками с осями, имеющими наклон к оси установки, и деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими их на жидкостные и газовые полости, емкости для хранения сжатого газа, жидкостные реактивные двигатели ориентации и стабилизации, корректирующе-тормозной реактивный двигатель, агрегаты автоматики и управления, трубопроводы, соединяющие между собой элементы системы, закрепленные на силовых рамах.

Изобретение относится к космонавтике, в частности к области управления космическими аппаратами (КА). Бортовыми средствами аппарата определяются координаты включения двигательной установки, величины и ориентации импульсов характеристической скорости КА.

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) авиационно-космическими объектами, работающими, главным образом, в экстремальных условиях внешней среды.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим аппаратом (КА). Устройство орбитального гирокомпаса (ОГК) для управления угловым движением КА содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), сумматоры, интеграторы, вновь введенные сумматоры и интеграторы, модули коррекции, модули компенсации взаимовлияний каналов, гироскопический блок измерителей угловых скоростей (БИУС). Измеряют разность сигналов ПОЗ и выходного сигнала ОГК в каналах крена, добавляют сигнал автокомпенсации, определяемый в зависимости от нового и старого сигналов коррекции, сигнала ПОЗ по крену, выходного сигнала ОГК по крену, коэффициентов интегрирования, корректируют показания БИУС одновременно в каналах крена и курса, осуществляют построение ориентации КА в каналах крена и курса. Изобретение позволяет повысить точность управления угловым движением КА. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА). Способ включает закрутку КА, измерение расстояния от научной аппаратуры КА по изучению конвекции до оси закрутки, измерение и фиксацию температуры в этой аппаратуре, а также угловой скорости КА. При этом скорость закрутки КА изменяют с учетом взаимообусловленных изменений указанных измеряемых параметров. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности изучения влияния уровня микроускорений на процесс конвекции при управлении ориентацией КА.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при формировании управляющих сигналов включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата (БПЛА) при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории полета. Запоминают до момента старта многоступенчатой ракеты-носителя (РН) электронно-цифровое полетное задание, измеряют кинематические параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой РН, запоминают измеренные параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой РН, измеряют и запоминают кинематические параметры движения центра масс космического БПЛА и время момента формирования управляющего сигнала отделения космического БПЛА от последней ступени РН, сравнивают измеренные значения кинематических параметров движения центра масс космического БПЛА с расчетными значениями полетного задания, отрабатывают сигнал возможного рассогласования между измеренными и заданными в полетном задании кинематическими параметрами движения центра массы космического БПЛА в сторону его уменьшения до нулевого значения, формируют управляющий сигнал полетного задания включения корректирующего двигателя космического БПЛА для выполнения уклоняющего маневра. 1 ил.

Изобретение относится к способам создания в космосе связки космического аппарата (КА) с космическим объектом (КО). Контролируют положение в пространстве троса (2), развернутого с борта КА (1), используя датчики видеонаблюдения (4) на КА и/или датчики положения (5) на тросе. Вводят в систему управления КА модель троса, описывающую его конфигурацию и её изменение по времени. Перемещают КА по траектории М0, М1, М2 … Мn его центра масс с помощью двигателей ориентации (6) и маршевых (7), формируя конфигурацию узла (8) вокруг КО (3). Конец троса (2) может быть закреплён на КО (3). Затягивание узла на КО производят дальнейшим движением КА, например, подобным буксировке. Технический результат изобретения заключается в расширении возможностей тросовых систем при решении традиционных и новых задач управления движением различных КО. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области технической кибернетики и может быть использовано в автоматизированных системах управления подготовкой к пуску и проведению пусков ракет-носителей космического назначения различного класса, а также в автоматизированных системах управления технологическими процессами сборки и проведения испытаний сложных технических объектов. Технический результат заключается в обеспечении параллельного контроля параметров объекта и хода работ с объектом, что снижает вероятность развития аварийной ситуации. Способ позволяет визуализировать контролируемые параметры объекта, ход работ с объектом и оперативно формировать управляющие и информационные сообщения. В систему в дополнение к блоку визуализации контролируемых параметров и блокам хранения плановых, фактических и архивных графиков операций с объектом включен блок ручного, автоматизированного и автоматического формирования управляющих сообщений. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических объектов (КО). ДУ КО содержит криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, баллон высокого давления с газообразным криогенным компонентом для раскрутки турбины бустерного турбонасоса, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, гидравлический конденсатор. Гидравлический конденсатор содержит корпус со штуцером, патрубок со стенкой с отверстиями, направленными по потоку жидкого криогенного компонента из криогенного бака в маршевый двигатель. Изобретение позволяет повысить энергомассовые характеристики ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способам защиты космических аппаратов (КА) от столкновения на орбите с другими телами, в частности, космическим мусором. Способ включает импульсное расталкивание и разведение связанных тросом модулей, образующих КА, для их вывода из опасной зоны. После развертывания троса и фиксации его длины связку модулей переводят в режим попутного маятникового движения. По его завершении осуществляют взаимное сближение модулей, выбирая трос, и последующую их стыковку. Подача и выборка троса выполняются с постоянной силой натяжения, перегрузка от которой пропорциональна величине импульса скорости расталкивания модулей. Технический результат изобретения направлен на упрощение технологии, средств и алгоритмов управления данным маневром уклонения КА. 4 ил.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере. Способ включает изменение аэродинамического качества КА, обеспечивающее его посадку в заданную область поверхности планеты. Траектория спуска КА делится на два условных участка. На первом из них производят интенсивный разворот КА по курсу в положение, при котором вектор его скорости попадает в вертикальную плоскость, проходящую через заданную точку посадки. Затем осуществляют полет КА в сформированной вертикальной плоскости, где путем управления углом атаки достигают требуемой продольной дальности спуска. Техническим результатом изобретения является повышение точности посадки КА в заданную область поверхности планеты. 2 ил.
Наверх